Принцип действия воздухозаборника заключается в следующем. Самолет перемещается относительно воздушного потока, а поток перемещается относительно двигателя с этой же скоростью. Поток тормозится, кинетическая энергия его уменьшается, что будет сопровождаться повышением давления и температуры воздуха.

Увеличение скоростей полета воздушных судов приводит к повышению значения воздухозаборников. При дозвуковых скоростях полета повышение давления от скоростного напора в воздухозаборнике незначительно.

На сверхзвуковых скоростях полета значительно повышается давление воздуха во входном устройстве за счет скоростного напора. Газодинамические процессы в воздухозаборниках стали более значительно влиять на на ее устойчивую работу двигателя.

При увеличении скорости полета роль воздухозаборника в общем сжатии воздуха значительно возрастает. Так например, при М полета больше 4 степень сжатия воздуха во входном устройстве настолько велика, что эффективная работа двигателя может быть достигнута без компрессора.

Воздухозаборники современных самолетов имеют систему регулирования, обеспечивающую согласованную работу воздухозаборника и компрессора двигателя. В результате регулирования воздухозаборников обеспечивается получение максимальной тяги и устойчивая работа в широком диапазоне режимов работы двигателя. На сверхзвуковых скоростях полета задача регулирования состоит в том, чтобы удержать систему скачков (особенно замыкающий прямой скачок) в оптимальном положении. Это достигается перепуском излишнего воздуха в атмосферу и изменением площади поперечного сечения воздухозаборника. Перепуск лишнего воздуха в атмосферу осуществляется открытием специальных створок, установленных в воздухозаборнике.

При взлете и малых скоростях полета несмотря на полностью раскрытый воздухозаборник воздуха для нормальной работы двигателя не хватает. Чтобы не нарушить нормальной работы двигателя на этих режимах полета дополнительно открываются перепускные створки и воздух, минуя воздухозаборник, напрямую поступает к двигателю. Возможны и другие способы регулирования, например, изменением углов центрального конуса.

Воздухозаборник сверхзвукового воздушного судна состоит из воздухозаборника, перепускных и противопомпажных створок и сложной автоматики.

Для предотвращения попадания в двигатель пыли, песка, и других предметов в двигатель во входном устройстве установлены защитные приспособления.

Попадание мелких предметов уменьшает ресурс двигателя, приводит к снижению тяги, увеличению удельного расхода топлива, а в отдельных случаях может вызвать выход двигателя из строя.

Чем больше расход воздуха и чем ближе двигатель расположен к поверхности взлетно-посадочной полосы, тем вероятнее попадание в него посторонних предметов.

Для защиты двигателя в воздухозаборнике устанавливают неубирающиеся или убирающиеся после взлета решетки и сетки. Такие защитные устройства увеличивают массу и лобовое сопротивление двигателя.

Для защиты турбореактивных двигателей от попадания посторонних предметов применяют также воздушную завесу, заключающуюся в том, что отбираемый от двигателя воздух через специальные сопловые аппараты под давлением (в виде струи) отсекает вертикальный поток воздуха, идущий с земли. Эта система отключается при уборке шасси.

Эффективность торможения воздуха в воздухозаборнике авиадвигателя определяется потерями давления воздуха при торможении потока и потерями, обусловленными силами трения воздуха о стенки воздухозаборника.

Коэффициент сохранения полного давления входного устройства оценивает газодинамические потери в процессе торможения воздушного потока. Он представляет собой отношение полного давления за воздухозаборником (на входе в двигатель) к полному давлению воздуха в набегающем потоке перед ним.

Суммарное внешнее сопротивление входного устройства складывается из сопротивления обечайки воздухозаборника и сопротивления средств перепуска воздуха.

Коэффициент расхода воздуха характеризует производительность входного устройства и определяется как отношение действительного расхода воздуха через воздухозаборник к максимально возможному расходу.

Условием совместной работы входного устройства и компрессора двигателя является согласование их расходов воздуха.

Обеспечение устойчивой работы воздухозаборника является важнейшим требованием, так как связано с надежностью работы двигателя и безопасности полетов.

Пристального внимания требуют вопросы размещения двигателя на летательном аппарате. Это объясняется тем, что входное устройство двигателя интерферирует с планером воздушного судна и оказывает влияние на его аэродинамическое качество и подъемную силу.

Воздушный поток, возмущенный элементами воздушного судна, может иметь значительную неравномерность перед входом во входное устройство двигателя, особенно при эволюциях самолета. В этом случае выбор места расположения двигателя должен обеспечивать его эффективную работу в широком диапазоне углов атаки. Образующиеся при обтекании поверхностей воздушного судна пограничные слои и вихревые структуры не должны попадать внутрь воздухозаборника двигателя и оказывать отрицательное влияние на его внутренние процессы.

Дозвуковые входные устройства

Дозвуковые входные устройства большинства двигателей имеют сужающийся профиль проточной части, что обеспечивает равномерное поле скоростей на входе в компрессор и снижает вероятность образования вихрей и отрыва потока от стенок воздухозаборника.

Параметры рабочего процесса в воздухозаборнике определяются состоянием окружающего воздуха, скоростью полета самолета, режимом работы двигателя и геометрическими характеристиками проточной части двигателя.

Дозвуковое входное устройство имеет переднюю часть с плавными очертаниями входной кромки. Плавное очертание входной кромки воздухозаборника необходимо для предотвращения срыва потока и создания равномерного поля скоростей на входе в компрессор двигателя. Дальнейшее движение воздуха по расширяющемуся каналу приводит к уменьшению его скорости и увеличению его давления.

При околозвуковых скоростях полета характеристики дозвуковых входных устройств ухудшаются.

Особенно высокие требования предъявляются к воздухозаборникам двухконтурных двигателей. Это вызвано тем, что при небольшой степени повышения давления в наружном контуре двигателя даже небольшое увеличение потерь во входном устройстве уменьшает тягу и ухудшает экономичность двухконтурного двигателя.

Сверхзвуковые входные устройства

На двигателях современных сверхзвуковых самолетов применяются воздухозаборники, которые различаются принципом организации процесса торможения сверхзвукового потока (числом скачков и их расположением), формой поперечного сечения входных устройств, расположением их на летательном аппарате и рядом других признаков.

Торможение набегающего потока в воздухозаборниках двигателей сверхзвуковых самолетов осуществляется в специально организованной системе скачков уплотнения воздуха. С этой целью применяются профилированные поверхности, при обтекании которых образуется несколько последовательных или пересекающихся скачков уплотнения, заканчивающихся обычно прямым скачком.

Сверхзвуковые входные устройства можно разделить на три типа:

— входные устройства внешнего сжатия;

— входные устройства смешанного сжатия;

— входные устройства внутреннего сжатия.

Они различаются местом расположения скачков уплотнения. В первом случае косые скачки уплотнения воздуха располагаются перед плоскостью входа входного устройства. Во втором случае часть скачков уплотнения воздуха располагается вне и часть внутри воздухозаборника. В третьем — все скачки уплотнения находятся внутри воздухозаборника.

Значительное удаление прямого скачка уплотнения от плоскости входа воздухозаборника вызывает помпаж двигателя. При критических режимах работы входного устройства появляются высокочастотные пульсации потока воздуха, получившие название «зуда».

Изменение углов атаки оказывает значительное влияние на характеристики и запас устойчивости сверхзвуковых входных устройств.

Наибольшее влияние изменение углов атаки на сверхзвуковые входные устройства наблюдаются у осесимметричных воздухозаборников.

В результате возникновения окружной неравномерности потока воздуха происходит уменьшение коэффициента расхода воздуха, коэффициента сохранения полного давления воздуха и уменьшается запас устойчивости входного устройства. При этом значительно уменьшается расход воздуха через двигатель и его тяга.

Изменение направления потока воздуха, обтекающего входное устройство, в точности соответствует изменению угла атаки только у лобовых воздухозаборников.

При расположении воздухозаборников двигателя у боковых поверхностей фюзеляжа изменение углов набегающего потока на входное устройство оказывается большим, чем изменение улов атаки воздушного судна из-за местных возмущений потока, создаваемых фюзеляжем самолета.

Чтобы не допускать снижения коэффициента запаса устойчивости входного устройства при полете воздушного судна с большими углами атаки применяют выдвижение конуса у осесимметричного или клина у плоского воздухозаборника.

Помпаж авиадвигателя возможен при сверхзвуковых скоростях полета самолета и на таких режимах, при которых либо мала пропускная способность авиадвигателя, либо чрезмерно велика пропускная способность входного устройства.

Помпаж авиадвигателя проявляется в том, что возникают колебания давления и расхода воздуха по всему газовоздушному тракту двигателя.

Помпаж входного устройства авиадвигателя недопустим. Резкие колебания давления и расхода воздуха в воздухозаборнике могут вызвать помпаж компрессора и повышение температуры газа перед турбиной или самовыключение двигателя.

Возникновению помпажа двигателя на самолете способствуют все факторы, приводящие к переполнению воздухом входного устройства двигателя. Для устранения помпажа необходимо уменьшить противодавление за воздухозаборником, что может быть сделано сбросом избытка воздуха из входного устройства через створки перепуска, переводом двигателя на режим с большим расходом воздуха путем увеличения режима работы двигателя, а также снижением пропускной способности входного устройства путем его регулирования. Эффективным средством прекращения помпажа воздухозаборника двигателя является снижение скорости полета самолета.

«Зуд» входных устройств двигателя наблюдается при снижении противодавления за воздухозаборником. Такое явление возникает всякий раз, когда пропускная способность входного устройства оказывается меньшей, чем требуется для двигателя. В результате возникают высокочастотные пульсации потока воздуха с частотой колебаний от десятков до сотен герц и с амплитудой, меньшей, чем при помпаже. Интенсивность пульсаций при «зуде» определяется, в основном, режимом работы двигателя.

Возникающие пульсации давлений воздуха снижают запас устойчивости компрессора. Но «зуд» менее опасен, чем помпаж двигателя, и может допускаться в эксплуатации на некоторых режимах.

Задача регулирования сверхзвуковых воздухозаборников состоит в обеспечении согласования работы входного устройства и двигателя.

Программа регулирования сверхзвукового воздухозаборника подбирается под заданные характеристики двигателя. С этой целью вначале определяются потребные значения расхода воздуха режимах работы двигателя. Эти потребные значения параметров воздухозаборника обеспечиваются затем надлежащим его регулированием.

Изменение температуры окружающего воздуха вызывает рассогласование режимов работы входного устройства и двигателя. Снижение температуры приводит к увеличению пропускной способности воздухозаборника.

При увеличении углов атаки основная задача регулирования состоит в обеспечении достаточных запасов устойчивости входного устройства.

Если для осесимметричных входных устройств, выдвижением конуса не удается обеспечить весь диапазон потребного регулирования воздухозаборника, то после полного выдвижения конуса, согласование работы входного устройства и двигателя осуществляется открытием противопомпажных створок.

Регулирование сверхзвуковых входных устройств осуществляется автоматической системой регулирования. Она должна обеспечивать получение необходимой тяги двигателя и гарантировать его устойчивую работу на всех режимах.

Следствием помпажа входного устройства является значительное повышение уровня нестационарности потока перед компрессором двигателя, приводящее к нарушению устойчивой работы компрессора. В отдельных случаях помпаж компрессора может возникать и на режимах «зуда» входного устройства.

Запас газодинамической устойчивости входного устройства по помпажу зависит, с одной стороны, от условий совместной работы воздухозаборника и компрессора, а с другой, — от числа М полета (числа Маха) и угла атаки самолета. Эти факторы учитываются программами регулирования сверхзвуковых воздухозаборников.

Однако сложно обеспечить требуемый диапазон регулируемых параметров для всех возможных сочетаний режимов полета и работы двигателя. Это заставляет вводить ограничения, осуществляемые экипажем или обеспечиваемые с помощью блокировок, вводимых в систему автоматического регулирования.

Компрессор

Теория ступени компрессора ГТД

Компрессор газотурбинного двигателя служит для повышения давления воздуха перед подачей его в камеру сгорания.

Применение компрессора в ГТД позволяет получить нужный расход воздуха, обеспечить желаемое значение КПД, получить высокую тягу (мощность) при небольших габаритных размерах и массе двигателя.

Компрессор ГТД должен удовлетворять следующим требованиям:

а) сжатие воздуха должно происходить при возможно большем КПД;

б) обеспечивается устойчивая работа двигателя во всем диапазоне эксплуатационных режимов;

в) подвод воздуха в камеру сгорания производится без пульсаций давления, расхода и скорости потока;

г) обеспечение наименьшего веса и габаритов двигателя;

д) обеспечивается высокую надежность авиадвигателя.

Основными типами компрессоров авиационных ГТД являются многоступенчатые осевые [1] или осецентробежные компрессоры.

Процесс сжатия воздуха в многоступенчатом компрессоре ГТД состоит из ряда последовательно протекающих процессов сжатия воздуха в отдельных его ступенях.

В современных газотурбинных двигателях наиболее часто используются осевые компрессоры, как наиболее полно отвечающие предъявляемым требованиям. В осевых компрессорах авиадвигателя по сравнению с другими типами компрессоров возможны высокие значения степени повышения давления воздуха и большие расходы воздуха при высоких КПД и сравнительно малых габаритных размерах и массе.

Осевой компрессор ГТД имеет несколько рядов лопаток, насаженных на один общий вращающийся барабан или на ряд соединенных между собой дисков, которые образуют ротор компрессора.

Один ряд лопаток ротора называется рабочим колесом.

Другой основной частью компрессора является статор, состоящий из нескольких рядов лопаток (направляющих аппаратов), закрепленных в корпусе. Назначением лопаток статора является:

а) направление проходящего через них воздушного потока под необходимым углом на рабочие лопатки расположенного за ними рабочего колеса;

б) спрямление потока, закрученного лопатками впереди находящегося рабочего колеса, с одновременным преобразованием части кинетической энергии закрученного потока в работу по повышению давления воздуха.

Сочетание одного рабочего колеса и одного стоящего за ним направляющего аппарата называется ступенью компрессора.

Перед первым рабочим колесом компрессора может быть установлен входной направляющий аппарат.

При вращении рабочего колеса за счет внешней энергии повышается скорость потока, при этом на входе рабочего колеса создается разрежение, обеспечивающее непрерывное поступление воздуха. Внешняя энергия, сообщенная лопатками рабочего колеса воздуху, движущемуся по расширяющимся (диффузорным) каналам, затрачивается на повышение давления воздуха, а также на увеличение его скорости.

Преобразование кинетической энергии воздушного потока, приобретенной в рабочем колесе, сопровождающееся повышением давления воздуха, происходит в направляющем аппарате, который, кроме того, обеспечивает потоку требуемое направление для входа в рабочее колесо следующей ступени компрессора.

Разрез лопаток ступени компрессора цилиндрической поверхностью образует решетку профилей рабочего колеса.

На входе в рабочее колесо скорость воздуха может быть направлена не параллельно оси колеса, а под некоторым углом к ней вследствие неполного спрямления потока направляющим аппаратом предыдущей ступени компрессора или установки перед рабочим колесом входного направляющего аппарата. Вращению рабочего колеса соответствует перемещение решетки с окружной скоростью «u». Для определения скорости воздуха относительно рабочих лопаток «w» применим правило сложения векторов скоростей, согласно которому абсолютная скорость равна относительной и переносной. Переносной скоростью будет окружная скорость лопаток, следовательно, c = w + u.

Треугольник, составленный из векторов «c», «u» и «w», является треугольником скоростей на входе в рабочее колесо.

Лопатки рабочего колеса должны быть установлены таким образом, чтобы передние кромки их были направлены по направлению вектора «w» или под небольшим углом к нему. Кривизна профилей лопаток выбирается с таким расчетом, чтобы угол выхода потока из колеса был больше угла входа потока.

Направление потока за решеткой при безотрывном ее обтекании определяется в углом установки задней кромки лопатки.

Разворот потока воздуха в рабочем колесе компрессора приводит к возникновению на каждой лопатке аэродинамической силы «P» направленной от вогнутой к выпуклой поверхности профиля. Можно разложить силу «P» на две составляющие. Составляющую, направленную параллельно вектору окружной скорости, назовем окружной, а составляющую, направленную параллельно оси компрессора — осевой составляющей. Окружная составляющая направлена против движения лопаток колеса и противодействует их вращению. Для поддержания частоты вращения ротора к валу компрессора должен быть приложен крутящий момент. Работа, затрачиваемая на вращение колеса идет на увеличение энергии потока, прошедшего через колесо. Это проявляется в том, что обычно скорость потока за колесом оказывается больше скорости потока перед колесом, несмотря на одновременное увеличение давления.

Абсолютная скорость «с» на выходе из рабочего колеса определится построением треугольника скоростей. Вследствие поворота потока в колесе вектор абсолютной скорости на выходе из рабочего колеса оказывается отклоненным от вектора абсолютной скорости на входе в сторону вращения колеса.

Лопатки направляющего аппарата отклоняют поток в обратную сторону. Форма лопаток подбирается так, чтобы направление вектора абсолютной скорости за ступенью соответствовало направлению вектора абсолютной скорости на входе в рабочее колесо. При этом, увеличивается поперечное сечение струи, проходящей через канал между соседними лопатками. В результате скорость потока в направляющем аппарате падает, а давление увеличивается.

Независимо от скорости набегающего на лопатки воздуха и формы проточной части, течение потока через ступень может рассматриваться как течение через систему диффузорных каналов с уменьшением относительной скорости потока в рабочем колесе, уменьшением абсолютной скорости потока в направляющем аппарате и увеличением давления в обоих случаях.

Основными элементами центробежной компрессорной ступени являются рабочее колесо и диффузор, а характерными сечениями воздушного тракта — сечение перед рабочим колесом, сечение за рабочим колесом и сечение на выходе из диффузора. За диффузором могут быть установлены выходной канал или выходные патрубки, обеспечивающие поворот выходящего из диффузора потока в нужную сторону.

Рабочее колесо центробежного компрессора обычно представляет собой диск, на торцевой поверхности которого расположены рабочие лопатки.

В центробежной ступени можно получить значительно большее повышение давления воздуха, чем в осевой ступени, благодаря центробежным силам направленным по движению воздушного потока в рабочем колесе. Но в то же время (в отличие от осевой ступени) ее диаметр намного превышает диаметр рабочего колеса осевого компрессора.

Недостатки центробежной ступени могут быть в значительной степени смягчены в диагональной ступени. По своим параметрам она занимает промежуточное положение между осевой и центробежной ступенью компрессора. Сжатие воздуха в ее рабочем колесе происходит как вследствие уменьшения относительной скорости воздуха в межлопаточных каналах, так и в результате работы центробежных сил, совершаемой при перемещении воздушного потока в колесе от центра к периферии. Меньшее отклонение основного направления течения воздуха от осевого позволяет уменьшить диаметральные габаритные размеры ступени.

Степенью повышения давления ступени компрессора называется отношение давления за ступенью к давлению на входе в рабочее колесо.

В осевых ступенях степень повышения давления обычно невелика и равняется 1,2…1,35. В центробежных ступенях степень повышения давления может достигать 4—6 и более.

С целью увеличения общей степени повышения давления применяют многоступенчатые компрессоры, в каждой ступени которых осуществляется повышение давления воздуха.

Адиабатический КПД ступени компрессора представляет собой отношение адиабатической работы повышения давления воздуха в ступени к затраченной работе Адиабатический КПД ступени осевого компрессора обычно равен 0,83—0,87, что свидетельствует об их высоком аэродинамическом совершенстве. Центробежные ступени имеют несколько меньшее значение адиабатического КПД — 0,75—0,80.

Расход воздуха через компрессор пропорционален плотности воздуха, скорости потока и площади проходного сечения.

Окружная скорость воздушного потока является важнейшим конструктивным параметром ступени компрессора двигателя, она ограничивается прочностью лопаток и диска рабочего колеса и газодинамическими соображениями.

По уровню скорости набегающего на лопатки воздуха осевые ступени разделяются на дозвуковые, сверхзвуковые и трансзвуковые (околозвуковые), в которых окружная или осевая скорости изменяются по радиусу изменяются по радиусу от сверхзвуковой до дозвуковой.

В реальных ступенях компрессора между лопатками рабочего колеса и внутренней поверхностью статора всегда имеется конструктивный зазор [3]. При этом зазор на работающем двигателе отличается от монтажного зазора вследствие деформаций деталей ротора и статора под действием газовых сил и теплового расширения. Обычно у прогретого двигателя рабочие зазоры оказываются меньше монтажных.

Перетекание (утечка) воздуха через радиальные зазоры приводит к понижению давления на вогнутой стороне лопатки и к повышению давления на спинке, т. е. к уменьшению разности давлений на поверхностях профиля. Уменьшение перепада давлений приводит к снижению окружного усилия и, следовательно, к снижению работы, передаваемой воздуху в ступени.

На работу ступени оказывают влияние и осевые зазоры между ее неподвижными и вращающимися венцами. Осевые зазоры между лопатками рабочего колеса и направляющего аппарата составляют примерно 15—20% хорды лопаток и также снижают эффективность работы ступени.

Основные параметры многоступенчатого компрессора

В теории газотурбинных двигателей обычно используются следующие параметры многоступенчатого компрессора:

а) степень повышения давления (отношение полного давления воздуха за компрессором к полному давлению перед компрессором);

б) секундный расход воздуха через компрессор;

в) частота вращения pотоpа компрессора;

г) адиабатический КПД компрессора.

Степень повышения давления в компрессоре ГТД равна произведению степеней повышения давления его отдельных ступеней.

В компрессорах современных авиадвигателей степень повышения давления компрессора доходит до 30 и более. Такие высокие степени повышения давления применяют для улучшения экономичности двигателя.

Дело в том, что в газотурбинных двигателях 70% тепла, введенного с топливом в двигатель, теряется с уходящими газами. Эти потери обусловлены вторым законом термодинамики (в двигатель засасывается холодный воздух, а выходит горячий).

При увеличении степени повышения давления в компрессоре соответственно увеличивается и степень понижения давления на тракте расширения газа в двигателе (во сколько раз воздух сжимается — во столько же раз газы расширяются). А чем больше степень понижения давления, тем ниже (при заданной температуре газа перед турбиной) температура уходящих газов и, следовательно, тем меньше потери тепла с уходящими газами.

Иначе говоря, с увеличением степени повышения давления воздуха степень полезного использования введенного в двигатель тепла увеличивается.

Ступени компрессора работают в разных условиях: они имеют разные окружные и осевые скорости, их лопатки обтекаются потоком с разными скоростями и т. д. Поэтому адиабатические работы сжатия воздуха в различных ступенях одного и того же компрессора могут существенно отличаться друг от друга.

В первых и в меньшей степени в последних ступенях работа заметно снижена по сравнению с работой приходящейся на каждую из средних ступеней.

В двухкаскадных турбореактивных двигателях используется компрессор, в котором ступени разбиты на два каскада, каждый из которых имеет самостоятельный привод от своей турбины. Первая по ходу воздушного потока группа ступеней называется компрессором низкого давления, а вторая — компрессором высокого давления.

Одна из особенностей двухкаскадного компрессора состоит в возможности увеличения частоты вращения группы ступеней каскада высокого давления в расчетных условиях (по сравнению с каскадом низкого давления). При этом адиабатическая работа сжатия воздуха в каждой из ступеней второго каскада может быть соответственно увеличена.

Характеристики компрессоров

В условиях эксплуатации двигателя высота, скорость полета, и частота вращения компрессора изменяются в широких пределах. При этом степень повышения давления, расход воздуха, окружные скорости, числа Маха и углы атаки на лопатках ступеней изменяются и отличаются от их расчетных значений. Это может явиться причиной значительного изменения потребляемой мощности и КПД компрессора, а в некоторых случаях — появления неустойчивости в его работе. Поэтому возникает необходимость в обеспечении устойчивости работы компрессора не только на расчетном, но и на других, нерасчетных режимах.

Зависимости, показывающие, как изменяются основные показатели работы компрессора — степень повышения давления и КПД при изменении частоты вращения компрессора и расхода воздуха называются характеристиками компрессора.

Зависимость степени сжатия компрессора от расхода воздуха называется напорной кривой.

По мере повышения давления в компрессоре повышается плотность воздуха, а массовый расход воздуха во всех сечениях компрессора, естественно, постоянен. Следовательно, по мере повышения плотности необходимо уменьшать площадь проходного сечения газового тракта.

Снижать осевую скорость, практически, нельзя.

Нецелесообразно беспредельно уменьшать высоту лопатки (проходную площадь компрессора), так как ступени с маленькими лопатками будут иметь недопустимо низкий КПД. Все это приводит к тому, что в авиационном компрессоре одновальной схемы нельзя получить степень повышения давления более 10—14.

В многокаскадных компрессорах частота вращения каждого последующего каскада больше предыдущего. Увеличение числа каскадов усложняет конструкцию компрессора и увеличивает его массу, поэтому в современных компрессорах число каскадов не превышает трех.

В условиях эксплуатации значения полного давления и температуры заторможенного потока воздуха на входе в компрессор двигателя могут изменяться в зависимости от атмосферных условий, скорости и высоты полета, потерь в воздухозаборнике и т. д. Эти изменения будут влиять на характеристики компрессора.

Расход воздуха изменяется пропорционально изменению давления, т. е. плотности воздуха на входе.

При уменьшении температуры воздуха на входе в компрессор массовый расход воздуха и степень повышения давления возрастают. Рост расхода воздуха при уменьшении температуры на входе в компрессор обусловлен увеличением плотности воздуха. Более холодный воздух может быть сжат до более высокого давления, что и влечет за собой возрастание степени сжатия при уменьшении температуры.

Изменение осевой скорости сказывается на величине угла атаки потока на лопатках рабочего колеса. Увеличение осевой скорости приводит к уменьшению угла атаки. Уменьшение осевой скорости, наоборот ведет к увеличению угла атаки и к увеличению закрутки воздуха в рабочем колесе.

Из-за превышения критических углов атаки в лопаточных венцах ступени возникает срыв потока, следствием которого могут явиться серьезные нарушения нормальной работы компрессора в эксплуатации.

Характеристики многоступенчатых компрессоров аналогичны характеристикам их ступеней. Но в то же время они имеют ряд особенностей, определяемых условиями совместной работы ступеней в многоступенчатом компрессоре.

Площадь проточной части многоступенчатого компрессора уменьшается от ступени к ступени. В нерегулируемом компрессоре соответствие между площадями проходных сечений и изменением плотности воздуха достигается только на расчетном режиме. На нерасчетных режимах это соответствие нарушается.

Условия совместной работы ступеней в нерегулируемом компрессоре определяются равенством расхода воздуха и частот вращения для всех его ступеней.

Всякое изменение степени повышения давления в компрессоре (или в какой-либо части его) неизбежно будет сопровождаться изменением коэффициентов расхода в различных ступенях.

Неустойчивые режимы работы многоступенчатых компрессоров

В определенных условиях может наблюдаться форма неустойчивой работы, характеризуемая термином «помпаж» отличающаяся возникновением сильных низкочастотных колебаний давления и расхода воздуха во всем газовоздушном тракте.

Эта частота зависит от объема (массы) воздуха, заключенного в компрессоре и элементах тракта двигателя. Обычно она составляет несколько герц и сравнительно слабо зависит от частоты вращения компрессора.

При уменьшении расхода воздуха наиболее резко будут увеличиваться углы атаки в последних ступенях компрессора и поэтому в рассматриваемом случае критические критические углы атаки будут достигнуты, прежде всего, в последних ступенях.

Однако вследствие малого рассогласования ступеней углы атаки в остальных ступенях также будут близки к критическим. Возникновение срыва в какой-либо из последних ступеней, имеющих малую длину лопаток обычно сопровождается образованием срывной зоны значительных размеров и резким падением напора.

В результате быстрого распространения срыва на все ступени степень сжатия и расход воздуха компрессора резко и самопроизвольно падают. Одновременно может наблюдаться выброс сжатого и нагретого воздуха на вход в компрессор. При этом в характеристике компрессора наблюдается гистерезис, и для вывод компрессора из срывного режима необходимо сделать сопротивление сети значительно меньшим, чем оно было в момент возникновения срыва.

При малых значениях приведенной частоты вращения у компрессора с высокими лопатками в довольно широком диапазоне расходов воздуха может существовать вполне сформировавшийся вращающийся срыв в первых его ступенях при нормальной, устойчивой работе компрессора в целом. Необходимо, однако, иметь в виду, что наличие вращающегося срыва может стать источником возбуждения опасных вибраций лопаток. Поэтому, несмотря на отсутствие внешних признаков неустойчивости и удовлетворительные значения КПД и напора, длительная работа компрессора на таких режимах может оказаться недопустимой.

При промежуточных значениях приведенной частоты вращения, когда критические углы атаки достигаются первоначально также на первых ступенях компрессора, срыв потока, возникший в одной из первых ступеней, может быстро распространиться на весь компрессор. Этот процесс будет сопровождаться скачкообразным падением напора и расхода. Поэтому в некотором диапазоне значений приведенной частоты вращения, лежащих ниже расчетного, граница устойчивой работы может определяться возникновением срыва в первых его ступенях. Обычно этот диапазон сравнительно невелик и располагается в интервале 0,8…095 приведенной частоты вращения.

Явление неустойчивости работы компрессора в некоторых случаях может возникнуть и тогда, когда угол притекания набегающего на лопатку потока меньше расчетного. Это наблюдается при работе компрессора на так называемом режиме «запирания» компрессора (при отрицательных углах атаки, имеющих место при увеличенных, по сравнению с расчетными, расходах воздуха). Однако неустойчивость работы компрессора в этом случае проявляется гораздо реже и слабее, чем при положительных углах атаки. Это объясняется различием в величинах срывных зон. При положительных углах атаки вследствие отрыва потока от спинки и поджатия его к корытцу лопатки под действием инерционных сил зона срыва сильно развита и значительно превышает зону срыва при отрицательных углах атаки.

На характеристики устойчивости компрессора и на возникновение его помпажа большое влияние оказывает явление так называемого вращающегося срыва. Дело в том, что при уменьшении расхода воздуха, срыв потока не возникает одновременно на всех лопатках ступени компрессора. Вследствие отсутствия строгой симметрии потока по многим причинам (в том числе по причине различий в геометрии элементов проточной части компрессора и наличия возмущений потока на входе в него) срыв вначале появляется в нескольких или даже в одном месте по окружности ступени, охватывая в каждом из них по нескольку межлопаточных каналов. При этом зона из-за уменьшения пропускной способности межлопаточных каналов, в которых происходит срыв потока с лопаток, перемещается по окружности в том же направлении, что и само колесо, но с меньшей скоростью. Следовательно, место образования зоны срыва не присуще постоянно одним и тем же межлопаточным каналам.

Возникновение вращающегося срыва характеризуется появлением дополнительных пульсаций давления в компрессоре. При помпаже, как уже отмечалось, происходит периодическая низкочастотная пульсация, т. е. колебание давления и скорости потока воздуха по тракту компрессора. КПД компрессора при этом резко уменьшается. Это приводит к падению тяги и ухудшению экономичности двигателя в целом. Сопровождается помпаж характерными периодическими сильными хлопками, ростом температуры газов и резким падением частоты вращения ротора двигателя.

Более того, вызываемая помпажом компрессора пульсация потока воздуха может привести к срыву и затуханию пламени в камере сгорания и, следовательно, к выключению двигателя.

При помпаже вследствие пульсации потока воздуха возникает вибрация лопаток компрессора, которая передается всей его конструкции. При сильном помпаже возникшая вибрация компрессора передается всей конструкции двигателя, вызывая его тряску. Последняя может привести к разрушению не только компрессора, но и двигателя. Поэтому помпаж компрессора двигателя в эксплуатации недопустим.

Рабочие режимы и запасы устойчивости компрессора

Целесообразным является устройство перепуска в средней части компрессора. В этом случае открытие клапанов перепуска при пониженных значениях приведенной частоты вращения приводит к увеличению расхода воздуха через первые ступени. В результате осевые скорости воздуха в этих ступенях увеличиваются, приближаясь к расчетным.

В то же время увеличение подачи топлива для поддержания неизменной частоты вращения ротора ГТД и соответственно к увеличение температуры газов перед турбиной влечет за собой уменьшение объемного расхода воздуха через последние ступени компрессора. В результате осевые скорости воздуха в этих ступенях уменьшаются, а углы атаки увеличиваются, приближаясь к расчетным. Открытие клапанов перепуска при пониженных значениях приведенной частоты вращения приводит к увеличению запаса устойчивости компрессора, увеличению степени сжатия и повышению КПД как первых, так и последних его ступеней.

Значения степени сжатия и расхода воздуха, соответствующие какому-либо конкретному рабочему режиму, изображаются на характеристике компрессора рабочей точкой. Важное значение в теории газотурбинных двигателей имеют точки, соответствующие установившимся режимам работы двигателя, т. е. постоянным во времени значениям частоты вращения, подачи топлива и других параметров и факторов, которые могут влиять на работу элементов двигателя.

Нарушение устойчивой работы компрессора газотурбинного двигателя является одним из наиболее опасных отказов авиационной авиадвигателей. Поэтому в эксплуатации работа на режимах, где рабочая точка располагается вблизи границы устойчивости, т. е. где запас устойчивости мал, недопустима.

Для предотвращения неустойчивой работы двигателя при высоких приведенных оборотах необходимо, чтобы значение максимальных приведенных оборотов было выше, чем самое высокое значение фактических приведенных оборотов, которое может встречаться в эксплуатации.

Влияние условий эксплуатации на характеристики компрессоров

Существенное влияние на характеристики компрессора могут оказать следующие условия:

а) влажности атмосферного воздуха;

б) неравномерное поле параметров потока на входе в компрессор;

в) нестационарность потока воздуха перед или за компрессором;

г) изменение размеров и состояния поверхности лопаток.

С подъемом на высоту уменьшается давление воздуха. При значения давления, меньших критического, падает КПД и степень повышения давления, в результате чего запас устойчивости компрессора на больших высотах полета может существенно сократиться.

При отрицательных температурах наружного воздуха даже при высокой относительной влажности влагосодержание составляет менее 0,005, т. е. менее 5 г паров на 1 кг воздуха, и его влияние не ощущается. Однако в условиях полета на малой высоте в жаркий день при большой относительной влажности влагосодержание может достигать значений 0,05…0,08, и влияние влажности на работу компрессора становится заметным.

Увеличение влажности воздуха ведет прежде всего, к увеличению скорости звука во влажном воздухе и снижению чисел М, с которыми обтекаются лопатки компрессора.

Рассмотрим механизм влияния радиальной неравномерности на работу компрессора.

Если неравномерность такова, что вызывает увеличение углов атаки лопаток, где имелся большой запас по срыву потока, и, наоборот, уменьшение в тех областях, где лопатки работали (в равномерном поле) почти с критическими углами атаки, то запас устойчивости ступени в целом возрастает.

Рабочие лопатки периодически попадают в зону пониженных осевых скоростей, т. е. периодически обтекаются с повышенными углами атаки.

В некоторых случаях (например, при отклонении струи газов, выходящих из сопла, в устройствах для реверса тяги, при отражении ее от поверхности земли у самолетов вертикального взлета и посадки, при неблагоприятном ветре на режиме висения вертолета и т. п.) возможно возникновение неравномерности поля температур на входе в компрессор вследствие попадания горячих газов (или подогретых ими воздушных струй) в воздухозаборник.

Попадание горячих газов или подогретых струй воздуха на вход в компрессоре приводит не только к снижению степени сжатия компрессора, но и к резкому снижению запаса устойчивости.

Течение воздуха в компрессоре из-за относительного перемещения рабочих и неподвижных лопаток всегда является нестационарным. В дополнение к этой нестационарности, характеризуемой частотами колебаний порядка нескольких тысяч герц, в условиях эксплуатации может возникнуть нестационарность со значительно меньшими частотами, вызванная, например, периодическими колебаниями давления на входе при нарушении устойчивости течения в воздухозаборнике, нестацинарностью процесса в камере сгорания, а также носящими случайный характер пульсациями потока и крупномасштабной турбулентностью, возникающими при срывах потока в каналах воздухозаборника, при повышенной турбулентности атмосферы и т. п.

Обрыв лопаток обычно приводит к таким разрушениям элементов проточной части, в результате которых (если двигатель продолжает работать) степень сжатия и КПД компрессора резко падают, а запас устойчивости существенно снижается; во многих случаях это приводит к нарушению устойчивости работы компрессора. Незначительные повреждения (забоины) приводят к менее резкому ухудшению параметров компрессора, но при большом их количестве также могут служить причиной заметного снижения КПД и запаса устойчивости. К такому же результату приводит увеличение радиальных зазоров или сильная коррозия лопаток.

Влиянию абразивного износа лопаток особенно подвержены компрессоры вертолетных двигателей. Это происходит потому, что вертолеты в большинстве случаев базируются на грунтовых площадках, не имеющих твердого покрытия, и длительное время работают вблизи земли.

При прохождении через двигатель 100 кг пыли степень сжатия компрессора уменьшается на 8% и КПД — примерно на 3%.

Регулирование компрессоров

С целью уменьшения рассогласования ступеней многоступенчатого компрессора на нерасчетных режимах в авиационных газотурбинных двигателях применяются различные способы регулирования компрессоров:

а) повышение запасов устойчивости компрессора;

б) снижение уровня вибронапряжений в лопатках;

в) повышение КПД компрессора на нерасчетных режимах работы двигателя;

г) изменение соотношения между приведенной частотой вращения и степенью повышения давления воздуха на рабочих режимах.

К основным способами регулирования компрессоров относятся:

а) перепуск воздуха из проточной части компрессора;

б) поворот направляющих или рабочих лопаток;

в) изменение соотношения между частотой вращения ступеней компрессора.

Перепуск воздуха является одним из наиболее простых способов регулирования компрессора. Устойчивая работа компрессора обеспечивается только при приведенных оборотах больших, чем обороты нижнего срыва. При меньших значениях приведенных оборотов расход воздуха через расположенную за компрессором турбину оказывается меньшим, чем на границе устойчивой работы компрессора. Устойчивую работу двигателя в этой области можно обеспечить, перепустив часть воздуха из проточной части компрессора мимо турбины через клапаны перепуска воздуха [2], управляемые системой автоматического регулирования двигателя. Клапаны перепуска воздуха часто выполняют в виде стальной ленты, закрывающей окна в статоре компрессора.

Более целесообразным является установка клапанов перепуска воздуха в средней части компрессора. В этом случае открытие клапанов перепуска воздуха при пониженных значениях приведенной частоты вращения приводит к увеличению расхода воздуха только через первые ступени, т. е. как раз через ступени, работающие с повышенными углами атаки. В результате осевые скорости воздуха в этих ступенях увеличиваются, а углы атаки уменьшаются, приближаясь к расчетным.

Затрата дополнительной работы на сжатие воздуха, выпускаемого через клапаны перепуска воздуха, приводит к необходимости увеличения подачи топлива для поддержания неизменной частоты вращения ротора компрессора и соответственно к увеличению температуры газов перед турбиной. Это приведет к уменьшению объемного расхода воздуха через последние ступени компрессора. Осевые скорости в этих ступенях уменьшаются, а углы атаки увеличиваются, что приводит к увеличению напора последних ступеней. В результате, открытие клапанов перепуска воздуха при понижении приведенной частоты вращения ротора приведет к увеличению запаса устойчивости компрессора, увеличению степени сжатия и повышению КПД как первых, так и последних его ступеней.

Изменение углов атаки в различных ступенях компрессора достигается изменением углов установки лопаток ротора или статора при изменении режима работы двигателя.

Чаще применяется поворот лопаток статора, причем число и расположение регулируемых лопаточных венцов выбирается в зависимости от числа ступеней компрессора. В некоторых двигателях применяется одновременное регулирование положения направляющих аппаратов в группе первых и в группе последних ступеней.

Каскадом компрессора называется группа ступеней, установленных на одном валу и вращаемой от отдельной турбины. Разделение компрессора на стоящие друг за другом каскады приводит к тому, что компрессор с высоким расчетным значением степени сжатия разделяется на группы ступеней со значительно меньшей величиной степени сжатия и соответственно с меньшим возможным рассогласованием ступеней в пределах каждого каскада. Рассогласование ступеней, находящихся в разных каскадах уменьшается за счет изменения соотношения частот вращения каскадов при изменении общей степени повышения давления.. Чем больше число каскадов компрессора, тем большим может быть и достигаемый эффект.

Передняя группа ступеней образует так называемый компрессор низкого давления (КНД), а вторая группа — компрессор высокого давления (КВД).

Оба компрессора приводятся во вращение каждый от своей турбины. На расчетном режиме параметры турбин подбираются таким образом, чтобы каждый из каскадов компрессора вращался с заданной частотой, при которой все ступени компрессора работают согласованно. Частота вращения компрессора низкого давления и частота вращения компрессора высокого давления может быть одинаковой или более высокой в КВД.

В компрессоре, не разделенном на каскады, углы атаки в первых ступенях при этом увеличиваются. В последних ступенях, наоборот, углы атаки уменьшаются. Иными словами, распределение работы вращения между ступенями изменяется в сторону увеличения доли работы, приходящейся на первые ступени. Компрессоры низкого и высокого давления имеют только газодинамическую связь друг с другом, причем при неизменной общей степени расширения газа в двух стоящих друг за другом турбинах распределение работы расширения газа между ними остается практически неизменным. Следовательно, неизменным должно быть и распределение работы вращения между каскадами компрессоров. Это означает, что турбины не смогут приводить оба каскада с прежним соотношением частот вращения: у КНД она упадет, а у КВД возрастет по сравнению с частотой вращения нерегулируемого (не разделенного на каскады) компрессора в аналогичных условиях.

Снижение оборотов компрессора низкого давления при неизменном расходе воздуха означает уменьшение углов атаки в ступенях компрессора низкого давления, а увеличение оборотов компрессора высокого давления — соответствующее увеличение углов атаки в последних ступенях двухкаскадного компрессора.

Ограничения по устойчивой работе компрессора

Необходимость их введения диктуется тем, что запас устойчивости компрессора при некоторых условиях может снижаться до недопустимо малых значений.

1. Одной из причин наступления опасных с точки зрения срыва и помпажа режимов работы компрессора является значительное изменение в условиях полета приведенной частоты вращения, связанное с изменением температуры воздуха. Изменение приведенной частоты вращения может быть достаточным для того, чтобы возникла неустойчивая работа компрессора.

2. На характеристики газодинамической устойчивости компрессора отрицательное влияние оказывает уровень неравномерности и нестационарности потока на входе в авиадвигатель. В компоновке воздушного судна этот уровень определяется конструкцией и условиями работы входного устройства. С ростом числа Маха, углов атаки и скольжения ВС неравномерность потока перед двигателем (особенно при коротких входных каналах) возрастает и может достигать такого уровня, при котором даже на установившихся режимах работы двигателя запас газодинамической устойчивости компрессора оказывается меньше минимально допустимых значений. Это заставляет вводить ограничения по максимальным перегрузкам ВС (т. е. углам атаки и скольжения) в области больших чисел М полета, а в отдельных случаях ограничивать и максимальную высоту полета ВС значениями, меньшими статического потолка (где углы атаки достигают особенно больших значений).

3. К числу ограничений по устойчивой работе компрессора на некоторых авиадвигателях относится запрещение вывода турбореактивного двигателя на максимальный режим без прогрева. Снижение запаса устойчивости при максимальной частоте вращения двигателя в этом случае объясняется увеличением радиальных зазоров на последних ступенях компрессора (тонкий корпус компрессора нагревается быстрее, чем ротор), а также тем, что поток воздуха, интенсивно отдавая тепло элементам конструкции, сам охлаждается. Снижение температуры воздуха на выходе из компрессора приводит к увеличению плотности и снижению скорости воздуха на последних ступенях. По указанным причинам возможно появление «верхнего срыва» при приведенной частоте вращения менее максимальной, тогда как у прогретого двигателя при этом обеспечивается достаточный запас устойчивости.

Камера сгорания

Требования к камерам сгорания и их основные параметры

Камера сгорания — один из важнейших элементов газотурбинного двигателя, от совершенства которого в значительной мере зависят надежность двигателя и его экономичность.

Основное назначение камеры сгорания — преобразование химической энергии топлива в тепловую энергию, в результате чего температура воздуха в камере сгорания возрастает от температуры воздуха за компрессором до температуры газов перед турбиной. Условно рабочий процесс в камере сгорания можно разделить на несколько элементарных процессов, основными из которых являются: смесеобразование, поджигание и горение топливовоздушной смеси, стабилизации пламени, смешение продуктов сгорания со вторичным воздухом, охлаждение воздухом горячих стенок жаровой трубы.

В современных авиационных газотурбинных двигателях используются камеры сгорания кольцевой схемы, однако на отдельных двигателях применяется схема трубчато-кольцевой камеры сгорания.

К камерам сгорания предъявляются следующие основные требования, степень выполнения которых оценивается соответствующими параметрами.

Высокая полнота сгорания топлива. Потери топлива в процессе горения связаны, в основном с неполным сгоранием. Кроме того, некоторое количество тепла уходит через стенки камеры сгорания. Совершенство камеры сгорания в этом отношении оценивается коэффициентом выделения тепла, представляющем из себя отношение количества тепла, идущего на увеличение теплосодержания газового потока в реальном процессе к количеству тепла, которое могло бы пойти на увеличение теплосодержания газового потока при условии полного сгорания в теплоизолированной камере.

При отклонении от расчетного режима работы двигателя коэффициент полноты сгорания уменьшается, что приводит к росту расхода топлива и ухудшению экономичности авиадвигателя.

Устойчивый процесс горения в широком диапазоне режимов работы и условий полета. Даже кратковременное нарушение нормального процесса горения («срыв» пламени) приводит к самовыключению двигателя. Недопустимым является также наличие сильных колебаний давления в камерах сгорания, которые могут быть вызваны нарушением нормального процесса подачи и распыления топлива в камере или возникновением так называемого вибрационного горения.

Минимальный объем камеры. Продольные и поперечные размеры камер сгорания существенно влияют на габаритные размеры и массу двигателя.

Малые потери полного давления. Снижение полного давления проходящего через камеру сгорания газового потока из-за наличия гидравлических потерь и «теплового» сопротивления отрицательно сказывается как на тяге, так и на экономичности двигателя и оценивается коэффициентом потерь полного давления.

Обеспечение стабильного поля температур на выходе из камеры сгорания при заданной эпюре распределения температуры по радиусу. Нестабильность и окружная неравномерность температурного поля отрицательно сказывается на тепловом режиме сопловых и рабочих лопаток турбины и, следовательно, на их надежности и ресурсе. Радиальная неравномерность поля температур вводится преднамеренно с целью снижения рабочих температур наиболее нагруженных сечений лопаток.

Низкий уровень содержания твердых частиц (сажи) и токсичных веществ в продуктах сгорания.

«Дымление» двигателей приводит к загрязнению атмосферы, к нарушению нормального теплового режима деталей газовоздушного тракта при отложении сажи на их поверхности.

Надежный запуск («розжиг») на земле и в воздухе. Важность этого требования очевидна. Камера сгорания турбореактивных двигателей должна обеспечивать надежное воспламенение топлива на высотах до 6—10 км.

Основные понятия о процессе горения топлива

Количество фактически подведенного к топливу воздуха в двигателе, как правило, отличается от теоретически необходимого. Их соотношение характеризуется коэффициентом избытка воздуха.

Если фактическое количество воздуха меньше необходимого, такая смесь называется богатой (топливом), если наоборот — бедной.

При составе смеси, близком оптимальному (коэффициент избытка воздуха равен 1), температура горения достигает максимального значения. Обогащение смеси приводит к снижению температуры продуктов сгорания за счет затраты тепла на нагрев и испарение лишнего топлива (не участвующего в процессе горения), а обеднение — за счет затраты тепла на нагрев лишнего воздуха.

В общем случае смесь топлива с воздухом может быть гомогенной (когда топливо полностью испарилось) или гетерогенной, когда в ней присутствуют неиспарившиеся капли топлива. Кроме того смесь может быть однородной, когда значение коэффициента избытка воздуха во всех точках занятого ею объема одинаково, и неоднородной, если он меняется от точки к точке.

Горение топливовоздушной смеси в авиадвигателе представляет собой сложный физико-химический процесс, который состоит из последовательно протекающих процессов распыления топлива, испарения топлива, смешения паров топлива с воздухом, воспламенения образовавшейся горючей смеси и собственно химической реакции горения (окисления). В действительности указанные процессы протекают не строго последовательно, а в значительной степени одновременно, оказывая существенное влияние друг на друга. Тем не менее такое разделение позволяет лучше уяснить сущность сложного процесса горения и проанализировать достаточно полно влияние на него различных внешних факторов.

Кроме того, основанием для такого разделения служит тот факт, что воспламенение и сгорание топлива в газотурбинных двигателях происходят исключительно в газовой фазе, т. е. только после испарения и смешения его паров с воздухом. Рассмотрим подробнее некоторые из этих процессов.

Распыливание топлива представляет собой процесс его дробления на мелкие капли. Уменьшение диаметра капель увеличивает их общую поверхность, что ускоряет прогрев и испарение жидкости и облегчает последующий процесс смешения. В газотурбинных двигателях распыливание осуществляется в процессе впрыска топлива через форсунки. Вытекающая из форсунки струя топлива распадается на капли. При увеличении скорости истечения (перепада давления на форсунке) и повышении плотности среды распыл улучшается. Внутренние силы также зависят от скорости истечения из форсунки и, кроме того, от диаметра струи, формы и состояния поверхности каналов ее сопла. Они могут быть усилены искусственно путем закрутки топлива в распылителе, а в некоторых случаях — столкновением отдельных струй.

В газотурбинных двигателях применяются как струйные, так и центробежные форсунки. Струйные форсунки создают довольно узкий факел распыла — угол конуса струи составляет обычно 15—20 град. Центробежные форсунки широко применяются в камерах сгорания авиадвигателей, так как позволяют получить хороший распыл при сравнительно невысоких давлениях впрыска. Угол конуса струи в центробежных форсунках составляет обычно 90—120 град. Значения угла конуса струи и длины факела распыла зависят от размеров и формы каналов и сопла форсунки и (в меньшей мере) от давления топлива. Засорение форсунки может существенно повлиять на эти параметры и соответственно на качество процесса смесеобразования, так как они определяют характер распределения капель топлива в потоке воздуха.

Испарение топлива сопровождается поглощением тепла. Скорость испарения топлива определяется интенсивностью подвода тепла от воздуха к каплям и скоростью отвода от них образовавшегося пара, т. е. в конечном счете температурой воздуха, размером капель и давлением насыщенных паров топлива.

Смешивание паров топлива с воздухом происходит путем диффузии и вследствие турбулентного перемешивания потока. Скорость протекания процесса смешения и степень однородности смеси в конечном счете определяются распределением капель топлива в воздушном потоке и интенсивностью вихревых течений воздуха.

Воспламенение горючей смеси при запуске двигателя происходит от постороннего источника пламени (электрической свечи, вспомогательного факела пламени и т. д.). В последующем свежая смесь воспламеняется от факела пламени, непрерывно существующего в камерах сгорания.

Образование начального очага пламени в камере сгорания не всегда ведет к воспламенению всей смеси. При слишком богатой или слишком бедной смеси тепловыделение оказывается недостаточным для нагревания соседних слоев смеси до температуры воспламенения. В результате пламя, возникшее у источника зажигания в камере сгорания, гаснет. Предельные значения коэффициента избытка воздуха, при которых пламя от источника зажигания еще может распространяться по объему смеси в камере сгорания, называют пределами воспламеняемости смеси.

Химическая реакция горения, сопровождающаяся выделением большого количества тепла и образованием видимого пламени, протекает со скоростью, зависящей, главным образом, от состава смеси и ее температуры. С увеличением температуры скорость реакции резко возрастает. Повышение давления также ведет к росту скорости реакции.

Скорость распространения фронта пламени относительно нетурбулизированной свежей смеси называется нормальной скоростью горения. Она зависит в основном от рода топлива, состава и начальной температуры смеси.

Если горючая смесь движется, то до тех пор пока ее течение имеет ламинарный характер, скорость распространения пламени относительно смеси остается практически равной нормальной скорости горения. В турбулентном потоке картина существенно меняется. Турбулентность, с одной стороны, ускоряет процесс передачи тепла и диффузию активных центров от пламени к свежей смеси, а с другой, искривляя фронт пламени, увеличивает его поверхность, повышая тем самым объем смеси, вовлекаемый в процесс горения. При большой степени турбулентности фронт пламени разрывается и от него отделяются небольшие объёмы, которые, проникая в свежую смесь, воспламеняют ее, еще больше ускоряя процесс. Горение идет уже в некотором объеме, называемом зоной горения.

Скорость распространения пламени зависит от степени турбулентности потока. Степень турбулентности потока в камерах сгорания двигателей такова, что скорость турбулентного распространения пламени в них во много раз больше нормальной скорости горения.

В камерах сгорания газотурбинных двигателей топливовоздушная смесь образуется непосредственно вблизи зоны горения. В зависимости от расстояния между форсункой и зоной горения, среднего размера капель (тонкости распыливания), сорта топлива, температуры, давления и скорости потока доля топлива, успевшего испариться до поступления смеси в зону горения, может быть различной. В общем случае в зону горения поступает неоднородная топливовоздушная смесь с частично не успевшими испариться каплями топлива, т. е. гетерогенная смесь.

Схемы камер сгорания

Камеры сгорания авиационных газотурбинных двигателей могут иметь разнообразные формы проточной части и конструктивное выполнение. Они могут быть прямоточными и противоточными, осевыми и радиальными и т. д. Наибольшее распространение имеют камеры сгорания трех основных типов: трубчатые, трубчато-кольцевые и кольцевые.

Трубчатая камера сгорания состоит из жаровой трубы, внутри которой организуется процесс горения, и корпуса (кожуха). На двигатель обычно устанавливается несколько таких камер. В трубчато-кольцевой камере все жаровые трубы заключены в общий корпус. В кольцевой камере сгорания жаровая труба имеет в сечении форму кольца, охватывающего вал двигателя.

Расположение и тип форсунок, используемых для подачи топлива в камеры сгорания, могут быть различными.

Одной из важнейших особенностей камер сгорания авиадвигателей является протекание процесса горения при наличии больших коэффициентов избытка воздуха. При реализуемых в настоящее время температурах перед турбиной порядка 1200…1600 град. значение коэффициента избытка воздуха (среднее для всей камеры сгорания) должно составлять 2—3 и более. При таких значениях коэффициента избытка воздуха однородная гомогенная смесь не воспламеняется и не горит. При резком уменьшении подачи топлива в двигатель, коэффициент избытка воздуха может достигать существенно больших значений (до 20—30 и более).

Вторая важная особенность камер сгорания состоит в том, что скорость потока воздуха или топливовоздушной смеси в них существенно превышает скорость распространения пламени, и поэтому, если не принять специальных мер, пламя будет унесено потоком за пределы камеры.

Организация процесса горения топлива в камерах сгорания основывается на следующих двух принципах:

а) разделение всего потока воздуха на две части, из которых только одна часть подается непосредственно в зону горения, а другая часть направляется в обход зоны горения (охлаждая снаружи жаровую трубу) и лишь перед турбиной смешивается с продуктами сгорания, снижая в нужной мере их температуру;

б) стабилизация пламени путем создания зоны обратных токов, заполненной горячими продуктами сгорания, непрерывно поджигающими свежую горячую смесь.

Конкретные формы реализации этих двух принципов могут быть различными.

Трубчато-кольцевая камера сгорания с лопаточным завихрителем состоит из жаровой трубы и кожуха. В передней части жаровой трубы, которую называют фронтовым устройством, размещается форсунка для подачи топлива и завихритель.

Скорость воздуха на выходе из компрессора составляет обычно не менее 110—160 м/с, а для эффективного сгорания топливовоздушной смеси она не должна превышать 30—70 м/с. Для уменьшения скорости воздуха в камере на входе в нее (за компрессором) выполняется диффузор.

Воздух, поступающий в зону горения, в свою очередь также делится на две части. Так называемый первичный воздух поступает непосредственно к месту расположения топливной форсунки и используется для формирования зоны обратных токов необходимой конфигурации и для интенсификации процессов горения и смешения.

Вторичный воздух, необходимый для завершения процесса горения, обычно подается в зону горения через передние ряды отверстий в боковых стенках жаровой трубы.

Среднее значение коэффициента избытка воздуха в зоне горения, определенное по сумме первичного и вторичного воздуха, на расчетном режиме работы камеры составляет обычно 1,7, что обеспечивает достижение высокой полноты сгорания.

Температура продуктов сгорания достигает здесь 1800—1900 град.

Воздух, поступающий в жаровую трубу через задние ряды отверстий или щелей, называется третичным или смесительным. Часть жаровой трубы, в которой этот воздух смешивается с продуктами сгорания, поступающими из зоны горения, называется зоной смешения.

Важно подчеркнуть, что если некоторая часть топлива не успеет сгореть до попадания в зону смешения, то дальнейшее ее догорание практически уже не произойдет, так как температура газа в этой части камеры резко падает, а коэффициент избытка воздуха возрастает до значений, превышающих предел горения.

Бесплатный фрагмент закончился.

Купите книгу, чтобы продолжить чтение.